專利名稱：在為了著陸而進(jìn)場(chǎng)期間協(xié)助駕駛飛行器的設(shè)備的制作方法
在為了著陸而進(jìn)場(chǎng)期間協(xié)助駕駛飛行器的設(shè)備
本發(fā)明涉及在為了著陸而進(jìn)場(chǎng)期間協(xié)助駕駛飛行器尤其是運(yùn)輸 機(jī)的設(shè)備。
在本發(fā)明的背景下，所述進(jìn)場(chǎng)階段表示
-限定在第一點(diǎn)(稱為"最終進(jìn)場(chǎng)點(diǎn)")和第二點(diǎn)(稱為"轉(zhuǎn)換點(diǎn)(point de transition)")之間的初始階段，在此階段期間遵循尤其是RNP型的 性能約束(英文為"Required Navigation Performance")沿預(yù)定飛4亍平面 引導(dǎo)該飛行器；
-在此轉(zhuǎn)換點(diǎn)和著陸跑道上的有效著陸之間限定的終點(diǎn)階段，在 此階段期間沿進(jìn)場(chǎng)軸線引導(dǎo)該飛行器。
已知在國(guó)際背景下，空中運(yùn)輸不斷增長(zhǎng)，空中通道被加入飛行路 線，而通道的寬度越來越窄。為了能夠減小此空中通道的寬度，尤其 要考慮所述飛行器的某些性能。而飛行器的這些特征性能尤其是在位 于所述最終進(jìn)場(chǎng)點(diǎn)和所述轉(zhuǎn)換點(diǎn)之間的所述進(jìn)場(chǎng)階段的初始階段實(shí) 施。
還已知飛行器應(yīng)該保持的用于留在空中通道中的這些性能是兩 種類型的性能，即
-引導(dǎo)性能目標(biāo)是使該飛行器正確地沿著飛行平面，這就是說， 使引導(dǎo)誤差最小(英文稱為"Flight Technical Error"或FTE);以及
-導(dǎo)航性能目標(biāo)是對(duì)該飛行器的有效位置有良好的估計(jì)，這就 是i兌，使位置估計(jì)誤差最小(英文為"PositionEstimationError"或PEE)。
為了保持前述性能，所以要促使這兩種誤差FTE和PEE的和， 即英文命名為"Total SystemError"或TSE的總誤差最小。
抑制參數(shù)TSE是所需的條件之一，這尤其將允許
-該飛行器對(duì)于那些包舍障礙物或?qū)τ陲@示出限制的地形以新
的進(jìn)場(chǎng)類型飛行；
-在靠近其他進(jìn)場(chǎng)跑道的跑道上實(shí)施同時(shí)進(jìn)場(chǎng)；以及
-批準(zhǔn)更低的進(jìn)場(chǎng)判斷高度(hauteurded6cision)最小值。
所以，在前述初始階段(位于所述最終進(jìn)場(chǎng)點(diǎn)和所述轉(zhuǎn)換點(diǎn)之間)
期間考慮RNP型的導(dǎo)航性能和引導(dǎo)性能，這允許對(duì)于非一般精度的進(jìn)
場(chǎng)減小判斷高度的最小值，然而不允"^減至預(yù)定高度，例如250英尺
(大約75米)之下，該預(yù)定高度與所述轉(zhuǎn)換點(diǎn)相關(guān)。
從所述轉(zhuǎn)換點(diǎn)開始，可以實(shí)施進(jìn)場(chǎng)階^:的所述終點(diǎn)階段，同時(shí)沿
進(jìn)場(chǎng)軸線引導(dǎo)該飛行器，該進(jìn)場(chǎng)軸線與使用例如ILS型(英文為
"Instrument Landing System")的儀器的精確進(jìn)場(chǎng)，或非精確進(jìn)場(chǎng)一致。 然而，在這樣的情況下，當(dāng)轉(zhuǎn)換(所述轉(zhuǎn)換點(diǎn))處于該初始階段和
該終點(diǎn)階段之間時(shí)，引導(dǎo)模式的改變通常以有點(diǎn)突然的方式而實(shí)現(xiàn)
的，尤其是涉及所述的適當(dāng)?shù)囊龑?dǎo)，以及為了向機(jī)組人員顯示相應(yīng)的
信息。這尤其存在如下缺陷
-對(duì)于乘客及機(jī)組人員不舒適；
-在該飛行器的突然反應(yīng)時(shí)對(duì)飛行員的壓力；以及
-在該初始階^R，缺少給飛行員的信息，這些信息使得他/她能夠
使該飛行器關(guān)于進(jìn)場(chǎng)軸線xLS(以下詳細(xì)說明)定位并確認(rèn)該飛行器的
位置與此軸線xLS —致。
本發(fā)明涉及在為了著陸而進(jìn)場(chǎng)期間協(xié)助駕駛飛行器的設(shè)備，該設(shè) 備能夠彌補(bǔ)前述缺陷，所述進(jìn)場(chǎng)階^a呈現(xiàn)出
-在第一轉(zhuǎn)換點(diǎn)以及至少一個(gè)第二轉(zhuǎn)換點(diǎn)之間限定的初始階段， 在此階段期間遵循性能限制沿預(yù)定的飛行平面引導(dǎo)該飛行器；以及
-在此第二轉(zhuǎn)換點(diǎn)和著陸之間限定的終點(diǎn)階段，在此階段期間沿 進(jìn)場(chǎng)軸線引導(dǎo)該飛行器。
為此，根據(jù)本發(fā)明，所述類型的設(shè)備包括
-能夠提供關(guān)于該飛行器，尤其是關(guān)于該飛行器的當(dāng)前位置的信
息的信息源組； -導(dǎo)航數(shù)據(jù)庫(kù)；
-能夠確定如下內(nèi)容的計(jì)算系統(tǒng)
相對(duì)所述飛行平面的軌跡；
位于該飛行器的當(dāng)前位置和所述飛行阮跡之間的第一側(cè) 向偏差和垂直偏差；
所述進(jìn)場(chǎng)軸線；以及位于該飛行器的當(dāng)前位置和所述飛 行軌跡之間的第二側(cè)向偏差和垂直偏差；
-能夠協(xié)助引導(dǎo)該飛行器的引導(dǎo)系統(tǒng)；以及
-顯示系統(tǒng)，
值得注意的是
-所述設(shè)備還包括控制系統(tǒng)，該控制系統(tǒng)包括至少一個(gè)可促動(dòng)的 控制裝置，該控制裝置允許該飛行器的飛行員控制(即根據(jù)實(shí)施方式配 備或進(jìn)入)一種混合進(jìn)場(chǎng)模式，此模式包括用于在所述初始階段期間引 導(dǎo)該飛行器的第 一引導(dǎo)模式，以及在所述終點(diǎn)階段期間引導(dǎo)該飛行器 的第二引導(dǎo)模式。
-所述計(jì)算系統(tǒng)形成為以1更從所述控制裝置促動(dòng)開始，同時(shí)確定 相對(duì)所述受控混合進(jìn)場(chǎng)模式的所述第一偏差和第二偏差，以及從為此 目的而所需的全部信息在飛行器上可得到時(shí)開始進(jìn)行該確定。
-所述引導(dǎo)系統(tǒng)形成為以便在所述控制裝置被促動(dòng)的情況下，同
時(shí)在位于所述第一轉(zhuǎn)換點(diǎn)和第二轉(zhuǎn)換點(diǎn)的所述初始階^a期間，根據(jù)所
述第 一引導(dǎo)模式協(xié)助引導(dǎo)該飛4亍器，以及在從所述第二轉(zhuǎn)換點(diǎn)開始的 所述終點(diǎn)階段期間，根據(jù)所述第二引導(dǎo)模式協(xié)助引導(dǎo)該飛行器，位于 所述第 一引導(dǎo)模式和第二引導(dǎo)模式之間的轉(zhuǎn)換由所述引導(dǎo)系統(tǒng)自動(dòng) 實(shí)施；以及
-所述顯示系統(tǒng)形成為以便從所述控制裝置被促動(dòng)開始，在至少 一個(gè)顯示屏上至少顯示
指示所述受控混合進(jìn)場(chǎng)模式的指示裝置；
如果必要時(shí)至少指示所述受控混合進(jìn)場(chǎng)模式的當(dāng)前引
導(dǎo)狀態(tài)的指示裝置；以及 分別代表所述第一偏差和第二偏差的指示裝置，并且從
這些偏差可得到時(shí)開始即顯示。 因此，受惠于本發(fā)明
-第一引導(dǎo)模式和第二引導(dǎo)模式之間(這就是說和所述初始階段 和終點(diǎn)階段分別相關(guān)的引導(dǎo))的轉(zhuǎn)換由引導(dǎo)系統(tǒng)自動(dòng)實(shí)施；以及
-從混合進(jìn)場(chǎng)模式的控制(配備或進(jìn)入)開始，同時(shí)向該飛行器的 機(jī)組成員告知此控制，以及與所述受控混合進(jìn)場(chǎng)模式的第一引導(dǎo)模式 和第二引導(dǎo)模式都相關(guān)的偏差。
這允許在所述進(jìn)場(chǎng)階段的初始階段和終點(diǎn)階段之間獲得簡(jiǎn)單而 有效的轉(zhuǎn)換。
除此之外，該飛行器的機(jī)《且成員還被立即告知側(cè)向偏差和垂直偏 差，該側(cè)向偏差和垂直偏差不僅僅是關(guān)于此時(shí)實(shí)施或?qū)⒑芸鞂?shí)施的該 初始階段的所述第一？ 1導(dǎo)模式的偏差，還是關(guān)于將直到該初始階段末 尾才實(shí)施的所述終點(diǎn)階段的所述第二引導(dǎo)模式的偏差。因此，從該混 合進(jìn)場(chǎng)模式的控制開始，機(jī)組成員就可以確認(rèn)關(guān)于所述第二引導(dǎo)模式 的信息，并由此預(yù)測(cè)之后該第二引導(dǎo)模式的實(shí)施。
根據(jù)本發(fā)明的設(shè)備還呈現(xiàn)出其他優(yōu)點(diǎn)。尤其是
-它避免了飛行員在地面附近的動(dòng)作，并從而減小了飛行員在地 面附近的壓力和工作負(fù)荷；
-在最終進(jìn)場(chǎng)點(diǎn)之前，根據(jù)進(jìn)場(chǎng)選擇、進(jìn)場(chǎng)參數(shù)監(jiān)視以及進(jìn)場(chǎng)的 配備，它使得該過程(以及其他類此的進(jìn)場(chǎng))對(duì)于飛行員而言是諧調(diào)的； 以及
-它使得進(jìn)場(chǎng)和轉(zhuǎn)換更柔和(在以下詳細(xì)說明的RNP模式和xLS 模式之間)，這增加了乘客和飛行員的舒適性。
在一個(gè)優(yōu)選實(shí)施例中，所述控制系統(tǒng)，例如MCDU型(英文為
"Multipurpose Control Display Unit")的多功能顯示及控制系統(tǒng)，包括多 個(gè)控制裝置，例如按鈕，其中各控制裝置均允許控制多種不同混合進(jìn) 場(chǎng)才莫式中的一種才莫式。在此情況下，優(yōu)選的是，所述控制系統(tǒng)包括用 于分別控制混合進(jìn)場(chǎng)模式的控制裝置，該混合進(jìn)場(chǎng)模式同時(shí)
-包括第一引導(dǎo)模式，它允許遵守例如RNP型的所述性能限制；
以及
-分別地包括如下第二引導(dǎo)模式中的一種多種不同的精確進(jìn)場(chǎng) 模式的一種精確進(jìn)場(chǎng)模式，或者非精確進(jìn)場(chǎng)模式。
在本發(fā)明的背景下，根據(jù)本發(fā)明的設(shè)備尤其能夠?qū)⑷缦逻M(jìn)場(chǎng)模式 考慮在內(nèi)
-涉及例如ILS型(英文為"Instrument Landing System")的儀器著 陸系統(tǒng)；
-涉及例如MLS型(英文為"Microwave Landing System")的微波 著陸系統(tǒng)的儀器進(jìn)場(chǎng)模式；以及
-涉及GLS型(英文為"GPS Landing System")的GPS著陸系統(tǒng)(英 文為"Global Positioning System",也就是全球定位系統(tǒng))的儀器進(jìn)場(chǎng)模 式。
此外，非精確進(jìn)場(chǎng)模式可以是FLS型的進(jìn)場(chǎng)模式，該模式例如在 專利FR-2 852 683, FR-2 852 684和FR-2 852 686中有描述。
除此之外，在一個(gè)具體實(shí)施例中，根據(jù)本發(fā)明的設(shè)備形成為以便 還在重新加大油門(remise des gaz)階段(它中斷了正在進(jìn)行的進(jìn)場(chǎng)階段) 期間，實(shí)施涉及所述初始階段的操作。當(dāng)檢測(cè)到特定故障，或飛行員 不能獲得對(duì)判斷高度的視覺參考時(shí)，會(huì)需要這樣的重新加大油門階 段。
此外，所述顯示系統(tǒng)以有利的方式包括例如ND型(英文為 "Navigation Display")的導(dǎo)航屏幕，以及例如PFD型(英文為"Primary Flight Display")的主駕駛屏幕。
此外，有利的是，所述顯示系統(tǒng)形成為以便區(qū)分涉及所述混合進(jìn)
場(chǎng)模式的當(dāng)前引導(dǎo)模式的信息的顯示，以及涉及所述混合進(jìn)場(chǎng)模式的 另一種引導(dǎo)模式的信息的顯示。這種區(qū)分能夠通過例如借助于不同顏 色、不同亮度和/或不同圖形而實(shí)施。
除此之外，所述顯示系統(tǒng)以有利的方式形成為以便能夠顯示 -涉及關(guān)于所述第一引導(dǎo)模式的信息(例如所述性能限制)的第一 輔助顯示裝置；
-涉及關(guān)于所述第二引導(dǎo)模式的信息(例如所述第二引導(dǎo)模式的 識(shí)別，由第二引導(dǎo)模式利用的頻率和信道)的第二輔助顯示裝置；以及 需要時(shí)
-側(cè)向和垂直轉(zhuǎn)換點(diǎn)的位置。
此外，在一個(gè)特定實(shí)施例中，所述計(jì)算裝置包括
匿例如FMS型(英文為"Hight Management System")的飛行管理 系統(tǒng)，用于確定所述第一側(cè)向偏差和第一垂直偏差；以及
陽例如MMR型(英文為"Multimode Receive")的協(xié)助著陸的多模 式接收器，用于確定所述第二側(cè)向偏差和第二垂直偏差。
除此之外，有利的是，所述終點(diǎn)階段開始于
-對(duì)于側(cè)向引導(dǎo)而言，最早當(dāng)該飛行器到達(dá)第二側(cè)向轉(zhuǎn)換點(diǎn)時(shí)開 始；以及
-對(duì)于垂直引導(dǎo)而言，最早當(dāng)該飛行器到達(dá)第二垂直轉(zhuǎn)換點(diǎn)時(shí)開始。
在此情況下，有利的是
-當(dāng)?shù)诙龑?dǎo)模式對(duì)應(yīng)于精確進(jìn)場(chǎng)模式時(shí)，所述導(dǎo)航數(shù)據(jù)庫(kù)包括 所述第二側(cè)向轉(zhuǎn)換點(diǎn)以及第二垂直轉(zhuǎn)換點(diǎn)的預(yù)定基準(zhǔn)；；^/或
-當(dāng)?shù)诙龑?dǎo)模式對(duì)應(yīng)于非精確進(jìn)場(chǎng)模式時(shí)，所述計(jì)算系統(tǒng)直接 計(jì)算所述第二側(cè)向轉(zhuǎn)換點(diǎn)以及第二垂直轉(zhuǎn)換點(diǎn)的這些基準(zhǔn)。
附圖的圖形將使得易于理解如何實(shí)施本發(fā)明。在這些附圖中，相 同的標(biāo)號(hào)代表相似的部件。
圖l是根據(jù)本發(fā)明的設(shè)備的示意簡(jiǎn)圖。
圖2和3是兩個(gè)圖形，它們示意性地分別在垂直平面和水平平面 中顯示了如在本發(fā)明中所考慮的進(jìn)場(chǎng)階段。
根據(jù)本發(fā)明并且在

圖1中示意性地描繪的設(shè)備1用于在為了在著 陸跑道2上著陸的進(jìn)場(chǎng)階段PA期間，協(xié)助飛行器A,尤其是軍用運(yùn) 輸機(jī)的駕駛。為此，順著在圖2和3(它們涉及一個(gè)特定示例)中示意性 描繪的軌跡T沿該進(jìn)場(chǎng)階段PA引導(dǎo)所述飛行器A。
在本發(fā)明的背景下，所述進(jìn)場(chǎng)階段PA包括
-在轉(zhuǎn)換點(diǎn)3(或"最終進(jìn)場(chǎng)點(diǎn)")和至少一個(gè)另一個(gè)轉(zhuǎn)換點(diǎn)4之間 限定的初始階段Pl,在此階^殳遵循RNP型(英文為"Required Navigation Performance")性能限制沿預(yù)定飛行平面引導(dǎo)該飛行器A; 以及
-在轉(zhuǎn)換點(diǎn)4和在該著陸跑道2上的著陸之間限定的終點(diǎn)階段 P2，在此階段沿著在圖2中示意性描繪的至少一條進(jìn)場(chǎng)軸線Ll引導(dǎo) 該飛行器A。
所述該類型的設(shè)備l包括
-能夠提供關(guān)于該飛行器A,尤其是關(guān)于該飛行器A的當(dāng)前位置 的信息的常用信息源組5;為此，所述組5可尤其包括慣性基準(zhǔn)系統(tǒng) 和GPS傳感器；
-在以下詳細(xì)說明的導(dǎo)航凄史據(jù)庫(kù)6;
-能夠確定如下內(nèi)容的計(jì)算系統(tǒng)7:
在所述初始階段P1期間相對(duì)所述飛行平面的飛行軌跡T1;
在所述初始階段P1期間位于該飛行器A的當(dāng)前位置和所述 飛行軌跡T1之間的第一側(cè)向偏差和第一垂直偏差；
所述進(jìn)場(chǎng)軸線L1;以及
在所述終點(diǎn)階段P2期間位于該飛行器A的當(dāng)前位置和所述 進(jìn)場(chǎng)軸線Ll之間的第二側(cè)向偏差和第二垂直偏差；
-能夠協(xié)助引導(dǎo)該飛行器A的引導(dǎo)系統(tǒng)8;以及
-在以下詳細(xì)說明的顯示系統(tǒng)9。所述引導(dǎo)系統(tǒng)8包括未特別描 繪的如下裝置
-計(jì)算裝置，其用于確定駕駛定值的常用方式；
-至少一個(gè)協(xié)助駕駛的裝置，例如自動(dòng)駕駛裝置和/或飛行引向 儀，其根據(jù)從所述計(jì)算裝置接收的駕駛指令來確定該飛行器的駕駛命 令；以及
-促動(dòng)受控部件的裝置，該受控部件諸如例如飛行器的舵面 (gouveme)(轉(zhuǎn)向系統(tǒng)、升降舵等)，對(duì)于這些舵面應(yīng)用如此確定的駕駛 命令。
根據(jù)本發(fā)明，所述設(shè)備1還包括至少一個(gè)控制系統(tǒng)10，例如 MCDU型(英文為"Multipurpose Control Display Unit")多功能控制和顯 示系統(tǒng)^/或FCU型(英文為"Flight Control Unit" en anglais)飛行控制單 元，該控制系統(tǒng)10包括多個(gè)控制裝置11A， 11B,lln。各所述控制 裝置11A, 11B, lln允許該飛行器A的駕駛員控制特定的混合進(jìn)場(chǎng)模 式，該混合進(jìn)場(chǎng)模式包括
-第一引導(dǎo)模式，用于在所述初始階段PI期間側(cè)向地或垂直地 引導(dǎo)該飛行器A;以及
-第二引導(dǎo)才莫式，用于在所述終點(diǎn)階l爻P2期間側(cè)向地或垂直地 引導(dǎo)該飛行器A。
更確切地說，所述混合進(jìn)場(chǎng)模式包括
-第一引導(dǎo)模式，其允許遵循優(yōu)選為RNP型的性能限制，以便尤 其將該飛行器A留在空中通道CA中，該空中通道CA由圖3中的線 28A和28B限定范圍；以及
-分別地包括如下第二引導(dǎo)模式中的一種 多種不同精確進(jìn)場(chǎng)才莫式中的精確進(jìn)場(chǎng)模式，這些精確進(jìn)場(chǎng) 模式每次使用從地面接收的信息；
非精度進(jìn)場(chǎng)模式，該非精度進(jìn)場(chǎng)模式僅使用在該飛行器A 上可得到的信息。
在本發(fā)明的背景下，根據(jù)本發(fā)明的設(shè)備1尤其能夠?qū)⑷缦逻M(jìn)場(chǎng)模
式考慮在內(nèi)
-涉及例如ILS型(英文為"Instrument Landing System")的儀器著 陸系統(tǒng)的儀器進(jìn)場(chǎng)才莫式，此模式例如在專利FR-2 852 685中有描述；
-涉及例如MLS型(莢文為"Microwave Landing System")的微波 著陸系統(tǒng)的儀器進(jìn)場(chǎng)模式；以及
-涉及GLS型(莢文為"GPS Landing System")的GPS著陸系統(tǒng)(英 文為"Global Positioning System",也就是全球定位系統(tǒng))的儀器進(jìn)場(chǎng)模 式。因此，不同的混合進(jìn)場(chǎng)模式可以都可以以"RNP/xLS"模式表示， xLS通常代表前述ILS、 MLS、 GLS和FLS進(jìn)場(chǎng)模式。除此之外，根 據(jù)本發(fā)明
-所述計(jì)算系統(tǒng)7形成為以便從所述控制系統(tǒng)10的所述控制裝 置11A, 11B, lln的促動(dòng)開始，同時(shí)確定所述第一偏差和第二偏差(側(cè) 向和垂直)，它們分別涉及如此受控的所述特定RNP/xLS混合進(jìn)場(chǎng)模 式的第一RNP和xLS引導(dǎo)模式和第二RNP和xLS引導(dǎo)模式。當(dāng)然， 所述計(jì)算系統(tǒng)7僅從為此必需的信息在該飛行器A上變得可得到時(shí)來 確定這些第一偏差和第二偏差。這尤其涉及進(jìn)場(chǎng)軸線L1，該進(jìn)場(chǎng)軸線 LI :故用來確定所述第二偏差，并且該進(jìn)場(chǎng)軸線LI應(yīng)該能夠A^該飛行 器A上4企測(cè)到；
-所述引導(dǎo)系統(tǒng)8形成為以便以如下方式協(xié)助引導(dǎo)該飛行器A， 在位于所述轉(zhuǎn)換點(diǎn)3和4之間的所述初始階段PI期間，在同時(shí)促動(dòng) 所述控制系統(tǒng)10的情況下，根據(jù)所述第一引導(dǎo)模式引導(dǎo)該飛行器A; 以及在從所述轉(zhuǎn)換點(diǎn)4開始的終點(diǎn)階段P2期間，在同時(shí)促動(dòng)所述控 制系統(tǒng)10的情況下，根據(jù)所述第二引導(dǎo)模式引導(dǎo)該飛行器A。所述 第一引導(dǎo)模式和第二引導(dǎo)模式之間的轉(zhuǎn)換由所述引導(dǎo)系統(tǒng)8自動(dòng)實(shí) 施；以及
-所述顯示系統(tǒng)9形成為以便在至少一個(gè)顯示屏12,13上，從所
述控制系統(tǒng)IO被促動(dòng)開始，至少顯示以下未描繪的指示裝置(例如以
圖形符號(hào)、字母數(shù)字批注等形式)
指示所述受控RNP/xLS混合進(jìn)場(chǎng)模式的指示裝置；
如果必要時(shí)，至少指示所述受控混合進(jìn)場(chǎng)模式的當(dāng)前引導(dǎo)
狀態(tài)的指示裝置；以及
分別代束所述第 一偏差和第二偏差(同時(shí)有側(cè)向的和垂直的)
的指示裝置。
除此之外，在一個(gè)具體實(shí)施例中，才艮據(jù)本發(fā)明的設(shè)備1形成為以 便還在重新加大油門階段P3(它中斷了正在進(jìn)行的進(jìn)場(chǎng)階段)期間，以 相似的方式實(shí)施涉及所述初始階段P1的操作，該階段P3在圖2中以 虛線描繪。當(dāng)檢測(cè)到特定故障，或飛行員不能獲得對(duì)預(yù)定判斷高度的 視覺參考時(shí)，會(huì)需要這樣的重新加大油門階段P3。
此外，所述顯示系統(tǒng)9尤其包括例如ND型(英文為"Navigation Display")的導(dǎo)航屏幕12,以及例如PFD型(英文為"Primary Flight Display")的主駕駛屏幕13。此外，此顯示系統(tǒng)9形成為以便區(qū)分涉及 所述混合進(jìn)場(chǎng)模式的當(dāng)前引導(dǎo)才莫式(例如所述第一引導(dǎo)模式)的信息顯 示，以及涉及所述混合進(jìn)場(chǎng)模式的另一種引導(dǎo)模式(例如所述第二引導(dǎo) 模式)的信息顯示。這種區(qū)分能夠通過例如借助于不同顏色、不同亮度 和/或不同圖形而實(shí)施。除此之外，在一個(gè)特定實(shí)施例中，所述顯示系 統(tǒng)9形成為以便能夠顯示
曙涉及關(guān)于所述第一引導(dǎo)模式的信息(例如所述性能限制)的第一 輔助顯示裝置；以及
-涉及關(guān)于所述第二引導(dǎo)模式的信息(例如第二引導(dǎo)模式的識(shí)另'J, 由該第二引導(dǎo)模式利用的頻率和信道)的第二輔助顯示裝置。
此外，在一個(gè)特定實(shí)施例中，所述計(jì)算裝置7包括 -例如FMS型(英文為"Flight Management System")的飛行管理 系統(tǒng)14,用于確定所述第一側(cè)向偏差和第一垂直偏差。此系統(tǒng)14可 經(jīng)由連接15,16,17,18和19分別連接在所述導(dǎo)航數(shù)據(jù)庫(kù)6，所述組5
和所述系統(tǒng)10,9和8上；
-例如MMR型(英文為"Multi Mode Receiver")的協(xié)助著陸的多模 式接收器20,用于確定所述第二側(cè)向偏差和第二垂直偏差。此接收器 20可經(jīng)由連4妄21,22和23分別連"^妄在所述系統(tǒng)14，9和8上；以及
-例如FGS型(英文為"Flight Guidance System")的引導(dǎo)管理裝置 24，其用于管理不同的引導(dǎo)模式，包括那些轉(zhuǎn)換。此裝置24可經(jīng)由 連接25,26和27分別連接_在所述系統(tǒng)14,9和8上。
在前述實(shí)施例中，所述飛4亍管理系統(tǒng)14因而以常用的方式，尤 其是借助于從所述組5接收的所逸當(dāng)前位置和從所述導(dǎo)航數(shù)據(jù)庫(kù)6接 收的所述平面，確定位于該飛4亍器A的當(dāng)前位置和遵循飛行平面的飛 行軌跡Tl之間的所述第一側(cè)向偏差和第一垂直偏差。此外，借助于 從所述組5通過該飛行管理系統(tǒng)14接收的所述當(dāng)前位置，以及例如 從所述飛行管理系統(tǒng)14接收的所述進(jìn)場(chǎng)軸線Ll，所述協(xié)助進(jìn)場(chǎng)的多 模式接收器20確定位于該飛^f亍器A的當(dāng)前位置(在終點(diǎn)階段P2期間 在所跟隨的軌跡T2上)和代表所述第二引導(dǎo)模式的進(jìn)場(chǎng)軸線Ll之間 的所述第二側(cè)向偏差和第二垂直偏差。在圖2的示例中，被實(shí)際跟隨 的軌跡T2與進(jìn)場(chǎng)軸線Ll對(duì)齊，所述第二側(cè)向偏差和第二垂直偏差非 常小。在第一實(shí)施例中，所述單獨(dú)的進(jìn)場(chǎng)軸線Ll可得到來側(cè)向地和 垂直地引導(dǎo)該飛行器A，使得允許確定所述第二側(cè)向偏差和第二垂直 偏差，然而，在第二實(shí)施例中，所述進(jìn)場(chǎng)軸線Ll可得到來只是垂直 地引導(dǎo)該飛行器A,使得允許確定所述第二垂直偏差。在此第二實(shí)施 例中，可垂直地關(guān)于第二進(jìn)場(chǎng)軸線(例如圖3的軸線L2)引導(dǎo)該飛行器 A， 一t人而允許確定所述第二側(cè)向偏差。
將會(huì)注意到
-在精確進(jìn)場(chǎng)的背景下，借助于至少一個(gè)形成例如所述接收器20 的一部分的常用的傳感器，所述進(jìn)場(chǎng)軸線Ll通常通過至少一個(gè)位于 地面且在該飛行器上檢測(cè)的發(fā)射器來突出；以及
-在非精確進(jìn)場(chǎng)的背景下，所述進(jìn)場(chǎng)軸線Ll由所述飛行管理系
統(tǒng)14以常用的方式計(jì)算出。
將會(huì)注意到，在本發(fā)明的背景下，認(rèn)為特定混合進(jìn)場(chǎng)模式的控制 (通過促動(dòng)控制系統(tǒng)10的控制裝置11A，11B， lln)對(duì)應(yīng)于
-或者是直接進(jìn)入所述混合進(jìn)場(chǎng)模式；
-或者是所述混合進(jìn)場(chǎng)模式的配備，在同時(shí)具備其他特定條件
時(shí)，將自動(dòng)進(jìn)入該混合進(jìn)場(chǎng)模式。
在所述設(shè)備l的第一實(shí)施變型中，可規(guī)定
-飛行管理系統(tǒng)14給引導(dǎo)管理裝置24提供飛行平面；
-組5給引導(dǎo)管理裝置24提供該飛行器A的當(dāng)前位置；以及
-所述引導(dǎo)管理裝置24計(jì)算所述第一側(cè)向偏差和第一垂直偏差，
并將其傳輸給所述系統(tǒng)8和9。
在此第一變型中，前述其他功能沒有變化。
此外，在第二變型中，可以規(guī)定信息源組5直接給接收器20提
供該飛行器A的當(dāng)前位置。
將會(huì)注意到，在一個(gè)優(yōu)選實(shí)施例中，如圖3中所示，所述終點(diǎn)階
段P2開始于
-對(duì)于側(cè)向引導(dǎo)而言，最早當(dāng)該飛行器A到達(dá)第二側(cè)向轉(zhuǎn)換點(diǎn)4A 時(shí)開始；以及
-對(duì)于垂直引導(dǎo)而言，最早當(dāng)該飛行器到達(dá)第二垂直轉(zhuǎn)換點(diǎn)時(shí)開始。
在此情形下
-在精確進(jìn)場(chǎng)模式期間，所述導(dǎo)航數(shù)據(jù)庫(kù)6包括所述側(cè)向轉(zhuǎn)換點(diǎn) 4A和垂直轉(zhuǎn)換點(diǎn)4B的預(yù)定基準(zhǔn)，這些基準(zhǔn)由對(duì)應(yīng)于此精確進(jìn)場(chǎng)模式 的第二引導(dǎo)模式來利用；并且
-在非精確進(jìn)場(chǎng)模式期間，所述計(jì)算系統(tǒng)7直接計(jì)算所述側(cè)向轉(zhuǎn) 換點(diǎn)4A和垂直轉(zhuǎn)換點(diǎn)4B的基準(zhǔn)，這些基準(zhǔn)由對(duì)應(yīng)于此非精確進(jìn)場(chǎng)模 式的第二引導(dǎo)模式來利用。
因此，受惠于根據(jù)本發(fā)明的設(shè)備l:
-第一引導(dǎo)模式和第二引導(dǎo)模式之間(這就是說和所述初始階段
Pl和終點(diǎn)階段P2分別相關(guān)的引導(dǎo))的轉(zhuǎn)換由引導(dǎo)系統(tǒng)8自動(dòng)實(shí)施。這 允許在所述進(jìn)場(chǎng)階段PA的初始階段Pl和終點(diǎn)階段P2之間獲得簡(jiǎn)單 而有效的轉(zhuǎn)換。
-從混合進(jìn)場(chǎng)模式的控制(配備或進(jìn)入)開始，同時(shí)向該飛行器A
的機(jī)組成員告知此控制，以及與所述受控混合進(jìn)場(chǎng)模式的第一引導(dǎo)模 式和第二引導(dǎo)模式都相關(guān)的偏差。
因此，該飛行器A的機(jī)組成員還被立即告知側(cè)向偏差和垂直偏 差，該側(cè)向偏差和垂直偏差不僅僅是對(duì)于此時(shí)實(shí)施(或?qū)⒑芸鞂?shí)施)的 該初始階段P1的所述第一引導(dǎo)模式的偏差，還是對(duì)于將直到該初始 階段P1末尾才實(shí)施的所述終點(diǎn)階段P2的所述第二引導(dǎo)模式的偏差。 因此，從該混合進(jìn)場(chǎng)模式的控制開始，機(jī)組成員就可以確認(rèn)關(guān)于所述 第二引導(dǎo)模式的信息，并由此預(yù)測(cè)之后該第二引導(dǎo)模式的實(shí)施。
根據(jù)本發(fā)明的設(shè)備l還呈現(xiàn)出其他優(yōu)點(diǎn)。尤其是
-它避免了飛行員在地面附近的動(dòng)作，并從而減小了飛行員在地
面附近的壓力和工作負(fù)荷；
-在最終進(jìn)場(chǎng)點(diǎn)之前，根據(jù)進(jìn)場(chǎng)選擇、進(jìn)場(chǎng)參數(shù)監(jiān)視以及進(jìn)場(chǎng)的
配備，它使得該過程(以及其他類型的進(jìn)場(chǎng))對(duì)于飛行員而言是諧調(diào)的；
以及
-它使得進(jìn)場(chǎng)和轉(zhuǎn)換更柔和(在以下詳細(xì)說明的RNP模式和xLS 模式之間)，這導(dǎo)致給乘客和飛行員帶來更好的舒適性。
在下文通過包括前述類型的進(jìn)場(chǎng)階段PA、以及重新加大油門的 階段P3的飛行器A描述了實(shí)施的一個(gè)特定進(jìn)場(chǎng)，這就是說，沒有有 效著陸的進(jìn)場(chǎng)。當(dāng)然，在實(shí)踐中這種有重新加大油門的進(jìn)場(chǎng)非常少見， 但是它使得能夠非常明確地表達(dá)本發(fā)明的不同特征。
如圖2和3中所示，或者遵循由飛行管理系統(tǒng)14管理的飛行平 面，.或者遵循定值(選擇模式)，該飛行器A沿著常用軌跡TO向轉(zhuǎn)換 點(diǎn)3(或者"最終進(jìn)場(chǎng)點(diǎn)")飛行。當(dāng)飛行調(diào)度員授權(quán)該飛行器A的機(jī)
組人員根據(jù)所述進(jìn)場(chǎng)階段PA開始最終進(jìn)場(chǎng)時(shí)，飛行員通過作用在促 動(dòng)系統(tǒng)10的相應(yīng)促動(dòng)裝置11 A, 1 IB,I In上來配備所選擇的混合進(jìn)場(chǎng)模 式。在所考慮的示例中，飛行員選擇RNP/ILS進(jìn)場(chǎng)。當(dāng)然，相同的狀 況對(duì)于RNP/GLS， RNP/MLS或RNP/FLS進(jìn)場(chǎng)依然有效。
相應(yīng)于這種選擇，導(dǎo)航屏幕12顯示所選擇的混合進(jìn)場(chǎng)的名稱， 以及要遵守的當(dāng)前RNP約束，此RNP約束例如在此屏幕12的下面和 中央顯示。還可以例如在表示該飛行器A的符號(hào)旁邊顯示引導(dǎo)誤差 FTE。此外，設(shè)備l在主駕駛屏幕13上顯示RNP/xLS信息(在所考慮 的示例中是RNP/ILS)，而不改變正在進(jìn)行的引導(dǎo)模式。此選擇還導(dǎo)致 在導(dǎo)航屏幕12上顯示ILS軸線(進(jìn)場(chǎng)軸線Ll)。
因此，通過簡(jiǎn)單地促動(dòng)控制裝置11A,llB，lln，根據(jù)本發(fā)明的設(shè) 備1顯示了多種信息。這些信息例如包括關(guān)于飛行平面以及進(jìn)場(chǎng)軸線 Ll的側(cè)向偏差和垂直偏差、xLS頻率和信道、xLS裝置的識(shí)別、到著 陸跑道2的極限2A的距離、在交叉刻度(6chelle de cap)上的過程突出 (dague de course)、側(cè)向RNP限制的刻度以及可能的垂直RNP限制的 刻度。
在到達(dá)點(diǎn)3時(shí)，自動(dòng)進(jìn)入所述受控混合進(jìn)場(chǎng)模式的所述第一引導(dǎo) 模塑，并且自動(dòng)配備對(duì)于該終點(diǎn)階段P2的第二引導(dǎo)模式。
繼續(xù)最終進(jìn)場(chǎng)直至到達(dá)側(cè)向/垂直轉(zhuǎn)換4的公共點(diǎn)(圖2)或如圖3 中所描繪的側(cè)向轉(zhuǎn)換點(diǎn)4A。此側(cè)向轉(zhuǎn)換點(diǎn)4A印在供機(jī)組成員使用的 地圖上，并在導(dǎo)航數(shù)據(jù)庫(kù)6中用代碼表示。從此點(diǎn)4A開始，xLS精 度(在95。/。)比RNP限制所要求的精度(在95。/。)更好。因此，可以轉(zhuǎn)至 xLS引導(dǎo)(第二引導(dǎo)模式)。此時(shí)進(jìn)入涉及此ILS引導(dǎo)的常用LOC模式， 并且顯示側(cè)向偏差刻度，直至顯示變成完全的xLS刻度。涉及垂直平 面的信息不變。
隨后，當(dāng)?shù)竭_(dá)垂直轉(zhuǎn)換點(diǎn)4B時(shí)(該點(diǎn)也印在供機(jī)組成員使用的地 圖上，并且它也在導(dǎo)航數(shù)據(jù)庫(kù)6中用代碼表示)，進(jìn)入涉及所述第二引 導(dǎo)模式(ILS引導(dǎo))的GLIDE模式，并且垂直偏移刻度變成完全的xLS
刻度。
在此示例中，以通常的方式，LOC模式用于沿側(cè)向?qū)?zhǔn)束(或LOC 束)側(cè)向地引導(dǎo)該飛行器A，該對(duì)準(zhǔn)束例如圖3的束L2，它表示著陸 跑道2的中心縱向軸線，并且GLIDE模式用于沿垂直引導(dǎo)束(或GLIDE 束)垂直地引導(dǎo)該飛行器，該垂直引導(dǎo)束例如圖2的束L1。
這兩個(gè)側(cè)向轉(zhuǎn)換點(diǎn)4A和垂直轉(zhuǎn)換點(diǎn)4B(或前述單獨(dú)的側(cè)向/垂直 轉(zhuǎn)換點(diǎn)4)代表最早的xLS引導(dǎo)模式(側(cè)向或垂直)進(jìn)入點(diǎn)。事實(shí)上，根 據(jù)不同的標(biāo)準(zhǔn)(飛行器A與極限2A之間的距離，攔截角(angle d'interc印tion)，速度等)，可更晚地進(jìn)入這些才莫式。
如果在預(yù)定判斷高度，飛行器A的飛行員不能獲得在著陸跑道2 上著陸必需的可視參考，或者如果有故障迫使他/她重新加大油門，則 進(jìn)入遵循飛行平面的側(cè)向引導(dǎo)模式，并且該飛行器A實(shí)施如在圖2中 所描繪的階段P3。此外，關(guān)于由所述飛行管理系統(tǒng)14管理的飛行平 面的偏差以及RNP刻度(如果該重新加大油門過程被RNP編碼)被重 新顯示。只要xLS信息還有效(從地面站接收的信號(hào))，這些信息就保 持被顯示，因?yàn)閤LS裝置保持被選定。
權(quán)利要求
1. 一種用于在為了著陸而進(jìn)場(chǎng)期間協(xié)助駕駛飛行器的設(shè)備，所述進(jìn)場(chǎng)階段(PA)展示出:-在第一轉(zhuǎn)換點(diǎn)(3)與至少一個(gè)第二轉(zhuǎn)換點(diǎn)(4；4A，4B)之間限定的初始階段(P1)，在此初始階段期間，遵循性能限制沿預(yù)定的飛行平面引導(dǎo)該飛行器(A)；以及-在此第二轉(zhuǎn)換點(diǎn)(4；4A，4B)和著陸之間限定的終點(diǎn)階段(P2)，在此終點(diǎn)階段期間，沿進(jìn)場(chǎng)軸線(L1)引導(dǎo)該飛行器，所述設(shè)備包括:-能夠提供關(guān)于該飛行器(A)，尤其是關(guān)于該飛行器(A)的當(dāng)前位置的信息的信息源組(2)；-導(dǎo)航數(shù)據(jù)庫(kù)(6)；-能夠確定如下內(nèi)容的計(jì)算系統(tǒng)(7):·相對(duì)于所述飛行平面的軌跡(T1)；·位于所述飛行器(A)的當(dāng)前位置和所述飛行軌跡(T1)之間的第一側(cè)向偏差和第一垂直偏差；·所述進(jìn)場(chǎng)軸線(L1)；以及·位于所述飛行器(A)的當(dāng)前位置和所述進(jìn)場(chǎng)軸線(L1)之間的第二側(cè)向偏差和第二垂直偏差；-能夠協(xié)助引導(dǎo)所述飛行器的引導(dǎo)系統(tǒng)(8)；以及-顯示系統(tǒng)(9)，其特征在于:-所述設(shè)備(1)還包括控制系統(tǒng)(10)，所述控制系統(tǒng)(10)包括至少一個(gè)可促動(dòng)的控制裝置(11A，11B，11n)，所述控制裝置(11A，11B，11n)允許所述飛行器的飛行員控制混合進(jìn)場(chǎng)模式，所述混合進(jìn)場(chǎng)模式包括用于在所述初始階段(P1)期間引導(dǎo)所述飛行器(A)的第一引導(dǎo)模式，以及在所述終點(diǎn)階段(P2)期間引導(dǎo)所述飛行器(A)的第二引導(dǎo)模式；-所述計(jì)算系統(tǒng)(7)，形成為以便一旦促動(dòng)所述控制裝置(11A，11B，11n)，即同時(shí)確定相對(duì)所述受控混合進(jìn)場(chǎng)模式的所述第一偏差和第二偏差，并且從為此目的而所需的全部信息在飛行器(A)上可得到時(shí)開始進(jìn)行該確定；-所述引導(dǎo)系統(tǒng)(8)，形成為以便在位于所述第一轉(zhuǎn)換點(diǎn)和第二轉(zhuǎn)換點(diǎn)的所述初始階段(P1)期間，同時(shí)促動(dòng)所述控制裝置(11A，11B，11n)的情況下，根據(jù)所述第一引導(dǎo)模式協(xié)助引導(dǎo)所述飛行器(A)；以及在從所述第二轉(zhuǎn)換點(diǎn)開始的所述終點(diǎn)階段(P2)期間，同時(shí)促動(dòng)所述控制裝置(11A，11B，11n)的情況下，根據(jù)所述第二引導(dǎo)模式協(xié)助引導(dǎo)所述飛行器(A)；在所述第一引導(dǎo)模式和第二引導(dǎo)模式之間的轉(zhuǎn)換由所述引導(dǎo)系統(tǒng)(8)自動(dòng)實(shí)施；以及-所述顯示系統(tǒng)(9)形成為以便從所述控制裝置(11A，11B，11n)被促動(dòng)開始，在至少一個(gè)顯示屏(12，13)上至少顯示:·指示所述受控混合進(jìn)場(chǎng)模式的指示裝置；·如果必要時(shí)，至少指示所述受控混合進(jìn)場(chǎng)模式的當(dāng)前引導(dǎo)狀態(tài)的指示裝置；以及·分別代表所述第一偏差和第二偏差的指示裝置，并且一旦這些偏差可得到時(shí)即顯示。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的設(shè)備，其特征在于，所述控制系統(tǒng)(IO) 包括多個(gè)控制裝置(llA,llB,lln)，其中各控制裝置(llA,llB,lln)均允 許控制多種不同的混合進(jìn)場(chǎng)模式中的 一種模式。
3. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的設(shè)備，其特征在于，所述控制系統(tǒng)(IO) 包括用于分別控制所述混合進(jìn)場(chǎng)模式的多個(gè)控制裝置(l IA,IIB,I ln), 所述混合進(jìn)場(chǎng)模式同時(shí)包括-第一引導(dǎo)模式，其允許遵循所述性能限制；以及 -分別地包括如下第二引導(dǎo)模式中的一種多種不同的精確進(jìn)場(chǎng) 模式的一種精確進(jìn)場(chǎng)模式，或者非精確進(jìn)場(chǎng)模式。
4. 根據(jù)前述權(quán)利要求中的任一項(xiàng)所述的設(shè)備，其特征在于，所述設(shè)備形成為以便還在中斷了正在進(jìn)行的進(jìn)場(chǎng)階段的重新加大油門階段(P3)期間，實(shí)施與所述初始階段(P1)相關(guān)的操作。
5. 根據(jù)前述權(quán)利要求中的任一項(xiàng)所述的設(shè)備，其特征在于，所 述顯示系統(tǒng)(9)包括導(dǎo)航屏幕(12)和主駕駛屏幕(13)。
6. 根據(jù)前述權(quán)利要求中的任一項(xiàng)所述的設(shè)備，其特征在于，所 述顯示系統(tǒng)(9)形成為以便區(qū)分關(guān)于所述混合進(jìn)場(chǎng)模式的當(dāng)前引導(dǎo)模 式的信息的顯示，以及涉及所述混合進(jìn)場(chǎng)模式的另一種引導(dǎo)模式的信 息的顯示。
7. 根據(jù)前述權(quán)利要求中的任一項(xiàng)所述的設(shè)備，其特征在于，所 述顯示系統(tǒng)(9)形成為以便能夠顯示-涉及關(guān)于所述第一引導(dǎo)模式的信息的第一輔助顯示裝置；以及 -涉及關(guān)于所述第二引導(dǎo)才莫式的信息的第二輔助顯示裝置。
8. 根據(jù)權(quán)利要求7所述的設(shè)備，其特征在于，所述顯示系統(tǒng)(9) 形成為以便還能夠顯示所述側(cè)向轉(zhuǎn)換點(diǎn)和垂直轉(zhuǎn)換點(diǎn)(4A,4B)的位置。
9. 根據(jù)前述權(quán)利要求中的任一項(xiàng)所述的設(shè)備，其特征在于，所 述計(jì)算系統(tǒng)(7)包括-用于確定所述第一偏差的飛行管理系統(tǒng)(14);以及-用于確定所述第二偏差的協(xié)助著陸的多模式接收器(20)。
10. 根據(jù)前述權(quán)利要求中的任一項(xiàng)所述的設(shè)備，其特征在于，所 述終點(diǎn)階^L(P2)開始于-對(duì)于側(cè)向引導(dǎo)而言，最早當(dāng)所迷飛行器(A)到達(dá)第二側(cè)向轉(zhuǎn)換點(diǎn) (4A)時(shí)開始；以及-對(duì)于垂直引導(dǎo)而言，最早當(dāng)所述飛行器(A)到達(dá)第二垂直轉(zhuǎn)換點(diǎn) (4B)時(shí)開始。
11. 根據(jù)權(quán)利要求10所述的設(shè)備，其特征在于，所述導(dǎo)航數(shù)據(jù) 庫(kù)(6)包括用于對(duì)應(yīng)于精確進(jìn)場(chǎng)模式的第二引導(dǎo)模式的所述第二側(cè)向 轉(zhuǎn)換點(diǎn)和第二垂直轉(zhuǎn)換點(diǎn)(4A,4B)的預(yù)定基準(zhǔn)。
12. 根據(jù)權(quán)利要求10所述的設(shè)備，其特征在于，所述計(jì)算系統(tǒng)(7)直接計(jì)算用于對(duì)應(yīng)于非精確進(jìn)場(chǎng)模式的第二引導(dǎo)模式所述第二側(cè) 向轉(zhuǎn)換點(diǎn)和第二垂直轉(zhuǎn)換點(diǎn)(4A，4B)的基準(zhǔn)。
13. —種飛行器，其特征在于，所述飛行器包括如權(quán)利要求1到 12中任一項(xiàng)所述的設(shè)備(l)。
全文摘要
一種用于在為了著陸而進(jìn)場(chǎng)期間協(xié)助駕駛飛行器的設(shè)備。該設(shè)備(1)包括用于協(xié)助引導(dǎo)該飛行器的引導(dǎo)系統(tǒng)(8)，在根據(jù)第一引導(dǎo)模式的初始階段期間以及在根據(jù)第二引導(dǎo)模式的終點(diǎn)階段期間，在同時(shí)促動(dòng)了控制裝置(11A，11B，11n)的情況下，此第一引導(dǎo)模式和第二引導(dǎo)模式之間的轉(zhuǎn)換由該引導(dǎo)系統(tǒng)(8)自動(dòng)實(shí)施。
文檔編號(hào)B64D45/04GK101385058SQ200780006059
公開日2009年3月11日 申請(qǐng)日期2007年2月14日 優(yōu)先權(quán)日2006年2月20日
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